دانشگاه علوم و فنون هوایی شهید ستاری - انجمن هوافضای ایران
مدیر مسئول:
دکتر اکبر چراغی
سردبیر:
دکتر فرهاد جاویدراد
دبیر تخصصی و مدیر اجرایی:
دکتر وحید خلفی
کارشناس نشریه:
امیراحسان زمانیان
مهندس نیما منصور لکورج
ویراستار انگلیسی:
دکتر روح اله ملکینشریه علمی پژوهشی مهندسی هوانوردی1735944913120110522aبهینهسازی یک سیستم کنترل وضعیت با جت عکسالعملی با استفاده از الگوریتم ممتیک تطبیقی چندمنظوره122120363FAهادی نوبهاری0000-0002-3579-1207حمید بندیکناریداود دارابیعلیرضا باصحبت نوینزادهJournal Article20201213در این مقاله بهینهسازی سیستم کنترل وضعیت یک وسیله پرنده خاص مورد بررسی قرار گرفته است. پرتاب این وسیله پرنده بهصورت عمودی است و اندکی پس از پرتاب، توسط یک سیستم کنترل وضعیت از نوع جت عکسالعملی وضعیت زاویهای آن به وضعیت مورد نیاز تغییر میکند. در بخش ابتدایی این مقاله فرآیند طراحی سیستم کنترل وضعیت این وسیله، که شامل طراحی اجزای سیستم کنترل و نیز طراحی حلقههای کنترلی میباشد، تدوین شده است. بدین منظور پارامترهای هر یک از زیرسیستمها به سه دسته پارامترهای پیشفرض، پارامترهای مستقل طراحی و پارامترهای وابسته تقسیم شدهاند و روابط حاکم بین آنها تدوین شده است. وابستگی موجود بین پارامترهای زیرسیستمهای مختلف موجب میشود که برخی از پارامترهای محاسبه شده در یک زیرسیستم، پارامترهای ورودی زیرسیستم دیگر باشند. بههمین دلیل لازم بوده است که ترتیب انجام محاسبات زیرسیستمها نیز تدوین شود. در این وسیله پرنده دستیابی به کمترین زمان چرخش از وضعیت قائم به وضعیت مطلوب ضروری است. زیرا اتمام فاز کنترل وضعیت پیشنیاز شروع فاز هدایت وسیله است. از طرفی در طراحی سیستم کنترل وضعیت ملاحظاتی از قبیل دینامیک عملگر وجود دارد که محدودیتهایی را در دستیابی به این هدف بوجود میآورد. بهعبارت دیگر باید بین ماموریت خواسته شده برای وسیله پرنده و محدودیتهای سیستمی مصالحه برقرار شود. به این منظور از رویکرد بهینهسازی چندمنظوره برای برآوردهکردن همزمان همه اهداف و ارضای همه قیود طراحی استفاده شده است. در این مقاله مسئله طراحی سیستم کنترل وضعیت بهصورت یک مسئله بهینهسازی با 14 پارامتر مجهول طراحی و 13 قید سیستمی مدل شده و از الگوریتم ممتیک تطبیقی چندمنظوره برای حل آن و دستیابی به طرح بهینهای، که با درنظر گرفتن قیود همه اهداف را تا حد مناسبی برآورده میکند، استفاده شده است. دستیابی به کمترین زمان برخاست، کمترین درصد فراجهش و استفاده از عملگر با کمترین پهنای باند ممکن بهعنوان اهداف طراحی در نظر گرفته شدهاند. بهینهسازی همزمان پارامترهای طراحی بر اساس نتایج بدستآمده از شبیهسازی پرواز ششدرجهآزادی غیرخطی و با درنظرگرفتن محدودیت اشباع سیگنال کنترلی انجام شده است. در نهایت نتایج شبیهسازی پرواز طراحی بهینه سیستم کنترل وضعیت با طراحی کلاسیک مبتنی بر سعی و خطا مقایسه شده است.https://www.joae.ir/article_120363_fe791ed922616483b8f243e121ca8436.pdfدانشگاه علوم و فنون هوایی شهید ستاری - انجمن هوافضای ایران
مدیر مسئول:
دکتر اکبر چراغی
سردبیر:
دکتر فرهاد جاویدراد
دبیر تخصصی و مدیر اجرایی:
دکتر وحید خلفی
کارشناس نشریه:
امیراحسان زمانیان
مهندس نیما منصور لکورج
ویراستار انگلیسی:
دکتر روح اله ملکینشریه علمی پژوهشی مهندسی هوانوردی1735944913120110522Development of a Mushy State Simulated Annealing Algorithm for the Design of an Optimal Path Regulator Autopilot Systemتوسعه الگوریتم شبیهسازی حرارتی بهبودیافته در طراحی سامانه خلبان خودکار بهینه برای نگهداری یک مسیر مشخص2337120365FAسید حسین پورتاکدوست0000-0001-5717-6240محسن رضاییجلال کریمیکامبیز شجاعی قندشتنیJournal Article20201213In this paper, initially the six degrees of freedom aircraft nonlinear equations of motion as well as the navigation relations are derived for a specified air vehicle in state space format. Subsequently through optimal formulation of the problem utilizing linear quadratic regulator (LQR) approach, optimal controls are determined for finite horizons in order to guide the vehicle on a pre-specified trajectory. In the proposed strategy the finite horizon forces and moments are taken as the six controls to be optimally determined using (LQR) and the receding horizon control (RHC) algorithm. These optimal forces and moments could be generated through the conventional existing vehicle mechanisms, namely the engines and the control surfaces. In essence, the engine commands and control surface deflections need to be determined in a fashion that would in turn produces these required optimal forces and moments, that are initially computed. To this end, the mushy state simulated annealing (MSSA) approach is utilized as a novel idea to perform the above-mentioned task that also shows the potential of this intelligent search engine for a practical aerospace problem of flight mechanics. With this idea, the optimal control commands are derived for consecutive time steps through inverted dynamics using algebraic equations in a closed loop fashion. Each time step resulting commands are applied to the vehicle through its nonlinear equations of motion in order to obtain the next updated states of the system. The loop iterates forward while the aircraft tries to track the desired path. It is shown that the proposed integrated closed loop scheme has good robustness properties against disturbances and thus could be potentially used for complex nonlinear control systems.در این تحقیق ابتدا بر اساس معادلات غیرخطیِ درگیر و شش درجه آزادی حاکم بر حرکت یک هواپیما، روابط ناوبری و معادلات حاکم برای یک هواپیمای مشخص در فضای حالت، تولید شده است. متعاقباً با استفاده از فرمول بندی کنترل بهینه در الگوی رگولاتور خطی و بکارگیری ایده افق زمانی پیشرو، دستورهای کنترلی بهینه، که در این فرمولبندی، نیرو و گشتاورهای آیرودینامیکی و موتور هستند برای بازه های زمانی مورد نظر افق به منظور کنترل حرکت پرنده بر روی یک الگوی مشخص و از پیش تعریف شده تولید شده است. از آنجاییکه طبیعتاً برای ایجاد این نیرو و گشتاورهای بهینه باید از سازوکارهای موجود در یک هواپیما استفاده نمود، از یک روش ابداعی، میزان انحراف سطوح کنترلی و نیروی پیشران موتورها با استفاده از کنترل میزان مصرف سوخت به صورتی تعیین می شود که نیرو و گشتاورهای مطلوب در روش ترکیبی رگولاتور خطی و افق پیش رو ایجاد گردد. در این راستا با بهره گیری از الگوریتم هوشمند شبیه سازی حرارتی حالت خمیری <span dir="LTR">(MSSA)</span> کاربردی جدید از این موتور جستجوی هوشمند در مسئله عملی کنترل یک هواپیما برای اولین بار مطرح شده است که با در نظر گرفتن خصوصیات ویژه مسئله و قابلیت های حالت خمیری الگوریتم های پایه شبیه سازی حرارتی، می توان سرعت این الگوریتم های به ظاهر کند را حتی تا رسیدن به یک کنترل برخط و زمان حقیقی بالا برد. در این ایده به کمک روش دینامیک معکوس و حل یک دستگاه معادلات جبری در یک حلقه، فرامین کنترلی بهینه در بازه های زمانی متوالی تولید و با اعمال این فرامین به معادلات غیرخطی سامانه، حالت بعدی سامانه تولید می گردد. این حلقه مجدداً برای بازه زمانی بعدی تکرار می گردد، به صورتیکه هواپیما قادر خواهد بود مسیر مطلوب را دنبال کند. این کنترلر حلقه بسته دارای مقاومت خوبی در مقابل اغتشاشات بوده و قابل اعمال به یک سامانه غیرخطی است.https://www.joae.ir/article_120365_36bb8c625b9c63927567af8422f1d56a.pdfدانشگاه علوم و فنون هوایی شهید ستاری - انجمن هوافضای ایران
مدیر مسئول:
دکتر اکبر چراغی
سردبیر:
دکتر فرهاد جاویدراد
دبیر تخصصی و مدیر اجرایی:
دکتر وحید خلفی
کارشناس نشریه:
امیراحسان زمانیان
مهندس نیما منصور لکورج
ویراستار انگلیسی:
دکتر روح اله ملکینشریه علمی پژوهشی مهندسی هوانوردی1735944913120110522Boundary Integral Equations for Time Domain Solution and Reduced Order Modeling of Thin Wings Unsteady Aerodynamicsمعادلات انتگرال مرزی برای حل حوزه زمان و مدلسازی رتبهکاسته آیرودینامیک ناپایای بالهای نازک3951120366FAمیثم محمدی امینبهزاد قدیریحسن حدادپورJournal Article20201213In this research, thin wings unsteady aerodynamics has been investigated using boundary integral equations. The purpose is to develop a proper basis for the extension of boundary element method applicability to some novel lifting configurations with negligible thickness e.g. membrane wings, flapping and morphing wings. For this purpose, conventional aerodynamic boundary element method that can treat only thick bodies has been formulated and modified so it can be used for thin wings too. Moreover, as boundary element system of equations is expressible in eigenvalue problem form, eigenanalysis of unsteady flow over thin wings has been performed and reduced order aerodynamic models have been constructed based on flow eigenmodes. The proposed boundary element method and BEM-based reduced order models have been used for time domain aerodynamic analysis of various airfoils/wings undergoing different unsteady motions and obtained results are in line with analytical relations, experimental data and verified numerical results.در این تحقیق با استفاده از معادلات انتگرال مرزی به مطالعه آیرودینامیک ناپایای بالهای نازک پرداخته شده است. هدف ایجاد بستر مناسب برای توسعه کاربرد روش اجزای مرزی به برخی ترکیبهای برآزای نوین مانند بالهای غشایی، بالزن و فرمپذیر که دارای ضخامت ناچیزند بوده است. برای این منظور روش اجزای مرزی آیرودینامیکی متداول که تنها قابلیت حل جریان حول اجسام ضخیم را دارد به گونهای فرمولبندی و اصلاح می شود که برای بالهای نازک نیز کاربردپذیر باشد. همچنین با توجه به قابل بیان بودن دستگاه معادلات اجزای مرزی در شکل مسأله مقدار ویژه به تحلیل ویژه جریان ناپایا حول بالهای نازک و توسعه مدلهای آیرودینامیکی رتبهکاسته بر اساس مودهای ویژه جریان پرداخته شده است. از روش اجزای مرزی توسعه یافته و مدلهای رتبه کاسته مبتنی بر آن برای تحلیل آیرودینامیک حوزه زمان انواع ایرفویل و بال در چند نوع حرکت ناپایا استفاده شده است که نتایج حاصل تطابق بسیار خوبی با نتایج تحلیلی و عددی معتبر دارند.https://www.joae.ir/article_120366_044a0c8668944e8ae9adf011d27b09c0.pdfدانشگاه علوم و فنون هوایی شهید ستاری - انجمن هوافضای ایران
مدیر مسئول:
دکتر اکبر چراغی
سردبیر:
دکتر فرهاد جاویدراد
دبیر تخصصی و مدیر اجرایی:
دکتر وحید خلفی
کارشناس نشریه:
امیراحسان زمانیان
مهندس نیما منصور لکورج
ویراستار انگلیسی:
دکتر روح اله ملکینشریه علمی پژوهشی مهندسی هوانوردی1735944913120110522Application of Turbulence Model in Investigation of Film Cooling Problem over a Flat Plateکاربرد مدل آشفتگی در بررسی جریان آشفته خنک کاری لایهای روی یک سطح تخت5362120368FAمحمدرضا سلیمیمحمد طیبی رهنیمهدی رمضانی زادهعضو هیات علمی دانشکده هوافضای دانشگاه شهید ستاریروزبه فرهادیآذرJournal Article20201213In this research, the film cooling through multiple squired cross section cold jets inclined normally into a hot cross flow are computationally simulated. The turbulence effects are modeled using the RANS approach applying the , Standard and the SST turbulence models and the obtained results are compared. The governing equations of the mass conservation, momentum and energy are discreted and solved using the finite volume method and the SIMPLE algorithm over a structured, non-uniform multi-block grid. The jet into cross flow velocity ratio and the jet Reynolds number are 0.5 and 4700 respectively. The results show that the model predicts the complicated structures of the flow more accurately, in comparison with the and the SST models.<span dir="RTL">در این تحقیق، مسئله خنک کاری لایهای از طریق یک ردیف جت دارای مقطع مربعی که به صورت عمود وارد جریان عرضی می شوند، مورد مطالعه قرار گرفته است. برای شبیهسازی اثرات آشفتگی جریان از رهیافت میانگینگیری رینولدز معادلات ناویر-استوکس و مدل آشفتگی نسبتاً جدید </span> <span dir="RTL"> به همراه مدلهای دو معادلهای رایجی مثل </span><span dir="RTL"> κ-ω استاندارد و SST</span> <span dir="RTL"> استفاده شده و نتایج حاصل با یکدیگر مقایسه شده است. معادلات حاکم شامل معادلات بقاء جرم، اندازه حرکت و انرژی، با استفاده از روش حجم محدود و الگوریتم سیمپل روی یک شبکه چند بلوکی جابجا شده، با سازمان و غیر یکنواخت گسستهسازی و حل شدهاند. نسبت سرعت جت به جریان عرضی و عدد رینولدز جت به ترتیب برابر با 0.5 و 4700 در نظر گرفته شده است. نتایج به دست آمده نشان میدهد که مدل </span> <span dir="RTL"> ساختارهای آشفته پیچیده این جریان را با دقت بیشتری در مقایسه با مدلهای دو معادلهای </span>κ-ω <span dir="RTL"> و </span>SST <span dir="RTL"> شبیهسازی میکند. </span>https://www.joae.ir/article_120368_a511dca85e384c1ccb288f954dbddcf4.pdfدانشگاه علوم و فنون هوایی شهید ستاری - انجمن هوافضای ایران
مدیر مسئول:
دکتر اکبر چراغی
سردبیر:
دکتر فرهاد جاویدراد
دبیر تخصصی و مدیر اجرایی:
دکتر وحید خلفی
کارشناس نشریه:
امیراحسان زمانیان
مهندس نیما منصور لکورج
ویراستار انگلیسی:
دکتر روح اله ملکینشریه علمی پژوهشی مهندسی هوانوردی1735944913120110522The Design and Calculation of Hydraulic Networks of Cooled Turbine Blades of the Jet Engine Using Graph Theoryطراحی و محاسبه شبکه هیدرولیکی پرههای خنکشونده توربین موتور جت با استفاده از تئوری گراف6373120372FAعبداله اسدالهی قهیهعلیرضا ایمانی فرJournal Article20201213The purpose of this research is to present a new way to design and calculate the thermo hydraulic of stator blade of cooled Turbine to examine the effectiveness of cooling system. One of the methods of analyzing the cooling system of the blades is based on using Dynamic fluid calculation (CFD). Another way is hydraulic network in order to distribute the coolant airflow in the internal surface of the turbine blade. The advantage of this method is to reduce the time duration for calculation and its usage in complex geometric figures. Along with determination of the coolant air distribution we will be able to calculate the convection heat transfer coefficient in the internal surface of the blades. The calculation of the hydraulic network is based on graph theory. In this way first, the hydraulic network with coolant blade is created. Next, this network is simulated with an electrical network, and then the hydraulic network flow in the cooling canals systems along with computer codes is calculated by Kirishov rules and finally, in order to prove the validity of the given method, we can use a blade which the distribution of its cooling air into the input and output canals are seen and then the last result should be compared.هدف از این تحقیق، ارائه متدی جهت طراحی و محاسبات ترموهیدرولیکی پرههای استاتور توربین خنکشونده موتورهای توربین گازی به منظور بررسی اثربخشی طرح خنککاری می باشد. یکی از روشهای تحلیل سیستم خنککاری پرهها بر اساس استفاده از دینامیک سیالات محاسباتی (<span dir="LTR">CFD</span>) میباشد. روش دیگری که در این تحقیق ارائه می شود استفاده از روش شبکهبندی هیدرولیکی به منظور دستیابی به میزان توزیع دبی هوای خنککاری در پره خنکشونده می باشد. مزیت این روش کاهش شدید زمان محاسبات و کاربرد آن در اشکال پیچیده هندسی است. با تعیین توزیع دبی هوای خنککاری در کانالهای درونی می توان ضریب انتقال حرارت را در سطوح داخلی پره محاسبه نمود. روش حل شبکه هیدرولیکی بر اساس تئوری گراف استوار می باشد. بدین ترتیب که در ابتدا شبکه هیدرولیکی متناسب با پره خنکشونده ایجاد شده، سپس این شبکه با یک شبکه الکتریکی شبیهسازی می شود. سپس با استفاده از قوانین کیرشهف جریان داخل شبکه هیدرولیکی یا همان دبی ها در کانالهای خنکشونده با استفاده از کد کامپیوتری تهیه شده محاسبه میشوند. در خاتمه جهت راستی آزمایی روش ارائهشده از یک پره که توزیع دبی هوای خنککاری در کانالهای ورودی و سوراخهای خروجی آن معلومند استفاده و نتایج با هم مقایسه شده است.https://www.joae.ir/article_120372_d7af899be2aac8ba6fd3d21c830ffcdf.pdfدانشگاه علوم و فنون هوایی شهید ستاری - انجمن هوافضای ایران
مدیر مسئول:
دکتر اکبر چراغی
سردبیر:
دکتر فرهاد جاویدراد
دبیر تخصصی و مدیر اجرایی:
دکتر وحید خلفی
کارشناس نشریه:
امیراحسان زمانیان
مهندس نیما منصور لکورج
ویراستار انگلیسی:
دکتر روح اله ملکینشریه علمی پژوهشی مهندسی هوانوردی1735944913120110522A New Approach in Predicting the Extent of Thin Plates Formationنگرشی جدید در پیشبینی حد شکلپذیری ورقهای جداره نازک7685120373FAمهدی نادریمسعود قرمزیJournal Article20201213Sheet metals, due to their broad applications in aerospace industries, are one of the most important issues in metal forming researches. One of the useful methods in identifying forming limit and preventing sheets from tearing is the use of FLC curve. In addition to the forming limit, this curve presents a boundary for allowable strain. This paper relies mainly on the accuracy and broad application of this method. After reviewing the history of formability limit curves specially the theory suggested by Marciniak and Kuczynski known as M-K, a new model, taking in to account the shortcomings of the above-mentioned theory, is presented which is in line with the results of that theory. In this theory, like M-K theory, a thin plate with non-homogeneity is selected as a decrease in gradient thickness with a sinusoidal function and is under a 2D stress. By analytical study, finally, a differential equation is achieved and the result in the range of positive strains (stretched zone) is the same as the result of M-K theory, and in the range of negative strains (tension zone) completes the FLC curve. The results of applying this equation on two alloys with the hardening exponents of 0.4 and 0.24 show the accuracy of this equation.ورقهای فلزی به علت داشتن کاربرد گسترده در صنایع هوافضایی یکی از مهمترین موضوعات مورد بررسی محققان حوزه شکلدهی فلزات است. یکی از روشهای مفید در تعیین حد شکلپذیری و جلوگیری از پارگی ورقها، استفاده از منحنی <span dir="LTR">FLC</span> می باشد. این منحنی علاوه بر میزان شکلپذیری، مرز کرنش مجاز برای شکلدهی فلزات ورقهای را نیز تعیین میکند. دقت و گستردگی کاربرد این روش از جمله دلایلی است که در این مقاله مبنا قرار گرفته است. این مطالعه با مرور تاریخچه نمودارهای حد شکلپذیری، خصوصاً تئوری پیشنهادی مارچینیاک و کوزینسکی معروف به <span dir="LTR">M-K</span>، مدل جدیدی ارائه داده است که ضمن مطابقت با نتایج حاصل از تئوری فوق، نقاط ضعف آن را نیز مرتفع کرده است. در این تئوری همانند تئوری<span dir="LTR">M-K </span> یک مدل ورقهای نازک دارای یک ناهمگونی میباشد که بهصورت یک کاهش ضخامت گرادیانی با تابعی سینوسی انتخاب شده و تحت یک تنش دوبعدی قرار گرفته است. با بررسی تحلیلی، در نهایت یک معادله دیفرانسیل حاکم بهدست آمده که با حل عددی آن نه تنها در محدوده کرنشهای مثبت (ناحیه اتساعی) جوابی مطابق با جواب تئوری <span dir="LTR">M-K</span> ارائه داده بلکه در محدوده سمت چپ (ناحیه کششی) نیز توانسته است منحنی <span dir="LTR">FLC</span> را تکمیل نماید. نتایج حاصل از بررسی بر روی دو آلیاژ با مقادیر توان سختشوندگی 0/4 و 0/24 نشاندهنده صحت معادله ارائه شده است.https://www.joae.ir/article_120373_3b8e915a428f5f856f4191285896f4db.pdfدانشگاه علوم و فنون هوایی شهید ستاری - انجمن هوافضای ایران
مدیر مسئول:
دکتر اکبر چراغی
سردبیر:
دکتر فرهاد جاویدراد
دبیر تخصصی و مدیر اجرایی:
دکتر وحید خلفی
کارشناس نشریه:
امیراحسان زمانیان
مهندس نیما منصور لکورج
ویراستار انگلیسی:
دکتر روح اله ملکینشریه علمی پژوهشی مهندسی هوانوردی1735944913120110522Stiffness Optimization of Laminates based on a modified Parallel Simulated Annealing methodبهینهسازی سختی ورقهای مواد مرکب چندلایه با استفاده از روش شبیهسازی پخت فلز موازی8797120375FAفرهاد جاویدرادروحا... نوریJournal Article20201213Simulated annealing is one the most popular methods that provides a means for optimization of problems with both continuous and discrete variables. The method is basically a Monte-Carlo random search technique in which movement from a local extremum is heuristically possible. In this paper, an approach to the design of laminates based on a modified discrete-variables parallel simulated annealing method is presented. The eight effective elastic moduli and the weight of the laminate are used to develop a cost function that its minimization gives a proper lay-up to be compatible with the required elastic effective moduli and a minimum weight. A parallel simulated annealing procedure in conjunction with a novel adaptive cooling schedule is introduced to speed up the algorithm. Studies show that the introduced modifications are also statistically effective in increasing the solution quality.روش شبیهسازی پخت فلز یکی از روشهای پرکاربرد در یافتن نقاط حداقل/حداکثر مطلق توابع برای متغیرهای پیوسته یا ناپیوسته است. این روش که بر مبنای جستجوی تصادفی بنیان گذاشته شده یکی از روشهای مونتکارلو بوده که در آن امکان پرش تصادفی تابع از نقاط حداقل/حداکثر موضعی وجود دارد. در این مقاله، استفاده از روش شبیهسازی پخت فلز در طراحی ورقهای چندلایه برای رسیدن به خواص سختی مؤثر مطلوب، مورد بررسی قرار گرفته است. در این راستا، تابع هزینهای با متغیرهای ناپیوسته گسترش داده شده که شامل هشت مدول سختی مؤثر و وزن چندلایه بوده و با کمینه شدن این تابع هزینه، نحوه لایهچینی برای دستیابی به مدولهای پیشفرض با حداقل وزن محاسبه میشود. نوعی روش موازی در اجرای الگوریتم شبیهسازی پخت فلز بر روی یک پردازنده منفرد به همراه یک روش سردکاری خاص (سردکاری سازگار) نیز پیشنهاد شده و ارتقای سرعت و بهبود کیفیت نتایج بهینهسازی به صورت آماری نشان داده شده است.https://www.joae.ir/article_120375_42a51e74d614001ea4e648f3e195a641.pdf